Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NREL's S830 Airfoil (s830-nr) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NREL's S830 Airfoil (s830-nr)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 17.69 at α=14°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-s830-nr-100000.txt
Download as CSV file: xf-s830-nr-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NREL's S830 Airfoil                             
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.3451   0.12314   0.11900  -0.0650   0.9759   0.1020
 -10.250  -0.3592   0.11601   0.11190  -0.0728   0.9706   0.1071
 -10.000  -0.4005   0.10840   0.10428  -0.0806   0.9626   0.1084
  -9.750  -0.3550   0.10541   0.10132  -0.0802   0.9604   0.1155
  -9.500  -0.3704   0.10046   0.09638  -0.0829   0.9519   0.1192
  -9.250  -0.3985   0.09385   0.08970  -0.0894   0.9464   0.1212
  -9.000  -0.4310   0.08991   0.08571  -0.0901   0.9356   0.1215
  -8.750  -0.4614   0.08678   0.08253  -0.0899   0.9255   0.1214
  -8.500  -0.4944   0.08376   0.07940  -0.0900   0.9156   0.1218
  -8.250  -0.5332   0.08163   0.07686  -0.0917   0.9035   0.1242
  -7.750  -0.5279   0.07359   0.06864  -0.0932   0.8900   0.1392
  -7.500  -0.5276   0.06944   0.06459  -0.0919   0.8822   0.1474
  -7.250  -0.5147   0.06517   0.06016  -0.0948   0.8778   0.1654
  -7.000  -0.5227   0.06254   0.05745  -0.0932   0.8680   0.1792
  -6.750  -0.5042   0.05869   0.05329  -0.0967   0.8635   0.2028
  -6.000  -0.3804   0.05030   0.04262  -0.0957   0.8483   0.0684
  -5.750  -0.3643   0.04869   0.04084  -0.0930   0.8409   0.0599
  -5.500  -0.3298   0.04732   0.03880  -0.0927   0.8356   0.0534
  -5.250  -0.2958   0.04448   0.03595  -0.0928   0.8331   0.0552
  -5.000  -0.2853   0.04381   0.03525  -0.0897   0.8252   0.0560
  -4.750  -0.2595   0.04272   0.03414  -0.0879   0.8203   0.0573
  -4.500  -0.2270   0.04180   0.03323  -0.0855   0.8175   0.0590
  -4.000  -0.2061   0.04198   0.03345  -0.0763   0.8040   0.0670
  -3.750  -0.1765   0.04351   0.03517  -0.0696   0.8015   0.0792
  -3.500  -0.1880   0.04459   0.03642  -0.0629   0.7907   0.0832
  -3.250  -0.1597   0.04303   0.03491  -0.0655   0.7869   0.1024
  -2.750   0.1389   0.06025   0.05332  -0.0633   0.7920   0.7532
  -2.500   0.1718   0.05886   0.05177  -0.0655   0.7885   0.7539
  -2.250   0.2121   0.05726   0.05001  -0.0690   0.7867   0.7546
  -2.000   0.2575   0.05551   0.04809  -0.0733   0.7855   0.7556
  -1.750   0.1938   0.05866   0.05136  -0.0583   0.7708   0.7680
  -1.500   0.1876   0.05890   0.05162  -0.0539   0.7596   0.7698
  -1.250   0.2222   0.05767   0.05027  -0.0561   0.7567   0.7713
  -1.000   0.2239   0.05807   0.05065  -0.0530   0.7495   0.7751
  -0.750   0.2947   0.05524   0.04762  -0.0611   0.7530   0.7769
  -0.500   0.2383   0.05778   0.05027  -0.0482   0.7395   0.7865
  -0.250   0.1747   0.06067   0.05329  -0.0343   0.7265   0.7996
   0.000   0.2152   0.05935   0.05186  -0.0375   0.7244   0.8012
   0.250   0.2565   0.05809   0.05051  -0.0407   0.7229   0.8036
   0.500   0.1878   0.06142   0.05399  -0.0270   0.7103   0.8171
   0.750   0.2254   0.06042   0.05290  -0.0295   0.7082   0.8210
   3.000   0.1106   0.06786   0.06025  -0.0118   0.6723   0.7184
   3.250   0.1282   0.06904   0.06140  -0.0159   0.6714   0.7100
   3.500   0.1487   0.07034   0.06268  -0.0202   0.6701   0.7028
   3.750   0.1662   0.07160   0.06393  -0.0224   0.6718   0.6993
   4.000   0.1922   0.07301   0.06532  -0.0274   0.6723   0.6947
   4.250   0.2341   0.07483   0.06707  -0.0357   0.6735   0.6904
   4.500   0.2653   0.07602   0.06826  -0.0385   0.6750   0.6895
   4.750   0.1952   0.08082   0.07326  -0.0337   0.7101   0.6881
   5.000   0.2420   0.08251   0.07492  -0.0387   0.7071   0.6877
   5.250   0.2338   0.08292   0.07537  -0.0373   0.6994   0.6869
   5.500   0.2683   0.08406   0.07650  -0.0408   0.6940   0.6871
   5.750   0.3184   0.08613   0.07857  -0.0463   0.6912   0.6881
   6.000   0.3078   0.08654   0.07903  -0.0448   0.6815   0.6881
   6.250   0.3517   0.08812   0.08060  -0.0494   0.6769   0.6892
   6.500   0.3566   0.08947   0.08199  -0.0500   0.6697   0.6894
   6.750   0.3906   0.09077   0.08331  -0.0535   0.6627   0.6901
   7.000   0.4457   0.09303   0.08562  -0.0589   0.6595   0.6913
   7.250   0.4313   0.09358   0.08623  -0.0570   0.6480   0.6915
   7.500   0.4792   0.09532   0.08803  -0.0602   0.6441   0.6930
   7.750   0.4687   0.09625   0.08902  -0.0588   0.6325   0.6934
   8.000   0.5750   0.09195   0.08474  -0.0625   0.5965   0.6971
   8.250   0.5675   0.09533   0.08822  -0.0627   0.5959   0.6980
   8.500   0.5740   0.09645   0.08943  -0.0627   0.5836   0.6995
   8.750   0.5760   0.09976   0.09283  -0.0639   0.5841   0.7008
   9.000   0.6617   0.09513   0.08823  -0.0671   0.5518   0.7048
   9.250   0.6727   0.09695   0.09012  -0.0683   0.5399   0.7061
   9.500   0.7287   0.09539   0.08869  -0.0698   0.5348   0.7086
   9.750   0.7260   0.09766   0.09107  -0.0694   0.5220   0.7097
  10.000   0.7397   0.09905   0.09258  -0.0696   0.5115   0.7112
  10.250   0.7817   0.09832   0.09198  -0.0709   0.5050   0.7141
  10.500   0.7890   0.10027   0.09403  -0.0712   0.4927   0.7161
  10.750   0.8468   0.09839   0.09231  -0.0736   0.4883   0.7203
  11.000   0.8534   0.10045   0.09448  -0.0741   0.4750   0.7222
  11.250   0.9003   0.09802   0.09226  -0.0739   0.4709   0.7255
  11.500   0.9106   0.09919   0.09357  -0.0738   0.4582   0.7275
  11.750   0.9213   0.10052   0.09504  -0.0738   0.4453   0.7295
  12.000   0.9858   0.09601   0.09075  -0.0748   0.4419   0.7340
  12.250   1.0016   0.09677   0.09165  -0.0752   0.4284   0.7365
  12.500   1.0683   0.09005   0.08523  -0.0743   0.4262   0.7414
  12.750   1.0837   0.08992   0.08530  -0.0736   0.4128   0.7444
  13.000   1.1115   0.08823   0.08381  -0.0732   0.4008   0.7482
  13.250   1.1946   0.07845   0.07437  -0.0728   0.3976   0.7543
  13.500   1.2288   0.07528   0.07146  -0.0718   0.3828   0.7580
  13.750   1.2450   0.07515   0.07149  -0.0712   0.3594   0.7614
  14.000   1.2812   0.07244   0.06866  -0.0706   0.3128   0.7663
  14.250   1.2859   0.07366   0.06926  -0.0692   0.2488   0.7691
  14.500   1.2701   0.07808   0.07326  -0.0682   0.2065   0.7706
  14.750   1.2561   0.08257   0.07736  -0.0676   0.1732   0.7723
  15.000   1.2475   0.08663   0.08113  -0.0673   0.1460   0.7743
  15.250   1.2456   0.08996   0.08425  -0.0671   0.1242   0.7767
  15.500   1.2485   0.09284   0.08696  -0.0671   0.1071   0.7793
  15.750   1.2553   0.09536   0.08935  -0.0673   0.0932   0.7821
  16.000   1.2652   0.09733   0.09126  -0.0671   0.0820   0.7850
  16.250   1.2765   0.09897   0.09287  -0.0666   0.0727   0.7883
  16.500   1.2940   0.09994   0.09369  -0.0661   0.0643   0.7924
  16.750   1.3030   0.10252   0.09646  -0.0664   0.0585   0.7962
  17.000   1.3226   0.10362   0.09753  -0.0660   0.0527   0.8003
  17.250   1.3280   0.10644   0.10061  -0.0663   0.0488   0.8038
  17.500   1.3527   0.10731   0.10139  -0.0658   0.0443   0.8087
  17.750   1.3490   0.11158   0.10603  -0.0669   0.0422   0.8118
  18.000   1.3506   0.11513   0.10980  -0.0679   0.0399   0.8151
  18.250   1.3554   0.11812   0.11292  -0.0685   0.0380   0.8190
  18.500   1.3629   0.12149   0.11639  -0.0691   0.0360   0.8235
  18.750   1.3478   0.12722   0.12249  -0.0714   0.0355   0.8265
  19.000   1.3322   0.13330   0.12891  -0.0742   0.0349   0.8294
  19.250   1.3156   0.13958   0.13552  -0.0771   0.0346   0.8321
<< Back to NREL's S830 Airfoil (s830-nr)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NREL's S830 Airfoil (s830-nr)